제1부 비행체 기술 기반

1.27 구조·재료: 복합재·내추락성·조류 충돌

1.27.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자

구조는 비행체에서 가장 오래된 분야이지만 무인기에서는 질문이 달라진다. 조종사가 없어 탑승자가 타는 부분을 보호할 필요가 없고, 대신 무게 1 g이 곧 배터리 1 g을 잠식한다. 1.26.4의 기울기로 환산하면 구조 100 g은 항속 4 km다. 반대로 AAM은 승객을 보호해야 하고, 사람 위를 나는 소형 UAS는 부딪쳤을 때 남을 해치지 않아야 한다. 이 장은 하중에서 시작해 재료, 복합재의 특성, 내추락성, 조류와 공중 충돌, 시험까지 한 줄로 잇는다.

배우는 것:

• 하중 환경과 V-n 선도 — 기동·돌풍·착륙 하중이 어떻게 한 도형으로 모이는지, 가벼운 소형기에서 돌풍이 하중이 아니라 실속으로 나타나는 이유.
• 안전계수와 허용값 — 제한 하중에 1.5를 곱하는 관행과, 복합재에서 허용값을 환경·산포로 깎는 법.
• 재료의 비강성·비강도 — 금속은 비강성이 모두 같고, 복합재의 강점은 비강도이며 준등방 적층은 비강성 이득이 작다는 것.
• 복합재의 특성 — 이방성, 충격 손상과 층간 박리, 샌드위치 구조가 강성을 수십 배로 만드는 원리와 그 대가.
• 내추락성과 에너지 흡수 — 압궤 거리로 감속도를 정하는 법.
• 조류 충돌과 소형 UAS 충돌 — 규정이 정한 조류 질량, 연구가 보여 준 UAS와 조류의 차이.

선수 지식: 날개 하중과 하중배수 1.1.8, 4 kg 고정익 1.9.6, 에너지 가계부 1.26.4. 제조 공정은 1.28, 진동·공탄성은 1.29, 충돌 에너지를 줄이는 장치는 1.30이 맡는다.

특히 중요한 독자: 엔지니어는 1.27.3~1.27.7의 계산을 따라가 본다. 인증 담당자는 1.27.4(허용값)와 1.27.9(시험)를 본다. 정책·법무 담당자는 1.27.8의 규정 표와 연구 결과가 사람 위 비행과 공역 통합 논의에 어떻게 사용되는지 읽는다. 사업 담당자는 1.27.10의 트레이드오프를 본다.

기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월을 기준으로 작성한 기술 장이다. 4 kg 고정익은 1.9.6의 가상 기체다. 재료 값은 핸드북·제조사 자료의 대표 범위이며 설계 허용값이 아니다(대표값). 규정 값은 확인한 것만 단정하고, 확인하지 못한 것은 (확인 필요)로 표시했다. 군용은 일반적인 손상 허용만 다루며 피격 내성은 다루지 않는다. 모든 수치는 파이썬(math)으로 계산했다.

1.27.2 개념·직관 — 구조는 하중 경로이자 질량이다

구조의 일은 하중을 받는 곳에서 받치는 곳까지 끊김 없이 전달하는 것이다. 날개 양력은 날개 외피와 스파를 지나 동체 접합부로, 착륙 충격은 랜딩기어에서 동체로, 로터 추력은 모터 마운트에서 팔을 지나 몸체로 간다. 어디서든 약한 고리가 하나 있으면 전체 강도가 그 고리로 정해진다. 그래서 구조 설계의 첫 질문은 재료가 아니라 하중 경로다.

세 축은 같은 질문에 다른 답을 낸다.

• 군용 드론은 소모성이면 최소 구조를 사용하고, 재사용 기체는 피로와 현장 수리, 발진·회수 반복 하중(1.10)을 견뎌야 한다. 피격 내성은 이 장에서 다루지 않고 일반적인 손상 허용(손상이 있어도 임무를 마치거나 귀환할 수 있는가)만 사용한다.
• 민간 UAS는 형식증명이 없는 경우가 많아 구조 안전을 설계자 책임과 시험으로 확인하고, 사람 위 비행에서는 충돌 에너지와 파편이 요구가 된다(1.30).
• AAM은 승객을 위한 구조 요건이 붙는다. 정해진 하중에 대한 정적 강도, 피로, 손상 허용, 객실 내추락성(15.7), 조류 충돌이 모두 형식증명의 입증 항목이다(20.6).

구조 요소마다 지배하는 하중과 설계 요인이 다르다.

구조 질량은 대가가 분명한 변수다. 구조를 늘리면 안전하지만 배터리가 줄고 항속이 준다. 그래서 설계는 필요한 하중을 정확히 알고, 그 하중에만 재료를 사용하는 일이다. 아래 절은 그 하중부터 센다.

1.27.3 하중 환경과 V-n 선도

비행체가 받는 하중은 다섯 종류다. 기동 하중은 선회·당김으로 생기고 하중배수 $n$으로 나타낸다. 돌풍 하중은 갑작스런 상승·하강 기류가 받음각을 바꿔 생긴다. 지상 하중은 착륙 충격과 지상 취급이다. 발진·회수 하중은 캐터펄트·그물·케이블에서 오고(1.10), 추진 하중은 로터 추력·토크와 진동이다(1.29). 낙하산 개방 충격은 1.30이 다룬다.

앞의 두 비행 하중은 V-n 선도(속도–하중배수 평면)에 모은다. 가로축은 등가대기속도, 세로축은 하중배수다. 도형 안쪽이 기체가 구조 손상 없이 날 수 있는 영역이고, 모서리가 설계 하중이다. 결론부터 말하면 가벼운 소형기에서는 돌풍이 구조 하중을 정하지 않고 날개의 실속이 먼저 상한을 정한다.

도형은 네 선으로 만든다. 아래는 이 장에서 사용한 기호다.

실속선은 $n=\tfrac12\rho V^2 S\,C_{L,\max}/W$로 속도 제곱에 비례해 오르다가 제한 하중배수에서 멈춘다. 기동 한계는 설계자가 정한다. 4 kg 고정익의 제한 하중배수를 $+3.8$과 $-1.5$로 두었다. 구 14 CFR 23.337의 일반 항공기 식 $n=2.1+24{,}000/(W+10{,}000)$($W$는 파운드, 3.8 상한)에서 가벼운 기체는 3.8이 나오고 음의 값은 그 $-0.4$배다(조항과 판은 확인 필요). 돌풍선은 다음 식으로 만든다.

$$\Delta n=\frac{K_g\,\rho\,U\,V\,a}{2\,(W/S)},\qquad K_g=\frac{0.88\,\mu}{5.3+\mu},\qquad \mu=\frac{2\,(W/S)}{\rho\,\bar c\,a\,g}$$

$a$는 날개 양력 기울기, $\bar c$는 평균 시위다. 날개 하중이 작을수록 질량비 $\mu$가 작고 돌풍이 하중배수를 크게 변동시킨다. 유인 경항공기의 관행 돌풍 속도는 순항 속도에서 15.2 m/s(50 ft/s), 급강하 속도에서 7.6 m/s(25 ft/s)다(구 Part 23 계열, 판 확인 필요).

4 kg 고정익의 계산은 다음과 같다. 날개 하중 87.2 N/m², 종횡비 12.8, 양력 기울기 $a=5.40$/rad($e_a=0.95$), 질량비 $\mu=14.3$, $K_g=0.64$다. 실속 속도는 양의 방향 10.9 m/s, 음의 방향 12.6 m/s($C_{L,\min}=-0.9$ 가정)이고, 기동 속도 $V_A=21.2$ m/s다. $V_C=20$ m/s, $V_D=25$ m/s로 두면 돌풍은 $V_C$에서 $\Delta n=7.4$($n=8.4$), $V_D$에서 $\Delta n=4.6$($n=5.6$)이다.

돌풍선이 기동 포락선 훨씬 밖에 있지만, 날개는 초록 점선(실속 상한) 이상의 하중을 만들 수 없다. 20 m/s에서 날개가 낼 수 있는 최대 하중배수는 3.4, 25 m/s에서 5.3이다. 돌풍 15 m/s는 받음각을 $\arctan(15.2/20)=37°$ 바꿔 날개를 실속시킨다. 1.1.8은 경감 계수를 0.8로 가정해 3 kg 기체에서 같은 결론(실속이 먼저)을 냈고, 이 장의 식은 $K_g=0.57$을 주어 $\Delta n=1.6$이다. 결론은 같다. 돌풍은 구조를 부러뜨리기보다 실속과 자세 상실로 나타난다.

설계에서 사용할 규칙이 둘 나온다. 첫째, $V_{NE}$(초과 금지 속도)를 $V_A$ 이하로 두면 어떤 돌풍·기동에서도 날개가 제한 하중배수 전에 실속한다. 둘째, $V_{NE}$를 $V_D=25$ m/s로 올리면 실속이 허용하는 최대가 5.3이므로 제한 하중배수도 5.3이 되어야 한다. 날개 뿌리 굽힘 모멘트는 $n$에 비례하므로 스파 캡 단면이 $5.3/3.8=1.39$배, 곧 39 % 커진다(강도로 정해질 때). 속도 한계는 구조 질량을 정하는 변수다.

1.27.4 안전계수와 허용값

설계는 두 하중을 구분한다. 제한 하중(limit load)은 운용 중 예상되는 최대 하중이고, 극한 하중은 제한 하중에 안전계수를 곱한 값이다. 구조는 제한 하중에서 영구 변형이 없고 극한 하중에서 파괴되지 않아야 한다. 일반 항공기 규정은 안전계수를 1.5로 정한다(14 CFR 23.2230, EASA CS-23도 같은 값이며 일부 요건은 극한 하중만 정한다). 이 값은 통계로 도출된 수가 아니라 오랜 관행에서 온 것이다. 소형 UAS에는 구조 요건이 없는 경우가 많아도 설계자는 보통 이 관행을 빌린다.

복합재에서는 하중 쪽 1.5에 더해 재료 쪽 허용값을 깎는다. 시험 평균을 그대로 사용하지 않고 산포와 환경(수분·온도)을 반영해 통계 허용값(A-기준: 99 % 확률·95 % 신뢰, B-기준: 90 %·95 %)을 사용한다. 이 장은 압축 허용을 시험 평균 1,300 MPa의 0.75배(975 MPa)로 가정했다(환경·산포 보정은 경험 범위).

워크스루 — 4 kg 고정익의 스파 캡. 날개 한 쪽의 제한 하중은 $nW/2=74.6$ N이고, 타원 양력 분포의 작용점은 뿌리에서 $4/(3\pi)\times1.2=0.509$ m라서 뿌리 굽힘 모멘트는 38.0 N·m, 극한은 57.0 N·m다. 스파 깊이를 22 mm로 가정하면 캡 한 쪽의 필요 단면적은 $A=M_u/(h\,\sigma_{\text{허용}})$이다.

금속은 극한 하중을 극한 인장 강도로 입증하는 경우의 값이다(제한 하중의 항복 검사는 더 작은 단면을 준다). 강성으로 정하면 달라진다. 균일 단면과 균일 하중으로 단순화해 제한 하중에서 끝 처짐을 반 날개폭의 10 %(0.12 m)로 제한하면 탄소 캡이 4.3 mm²여야 한다(강도로 정한 2.7 mm²이면 처짐 0.19 m). 두 캡의 질량은 한 쪽 날개에 약 16 g이다. 날개 한 쪽이 수백 그램일 것이므로 (추정), 굽힘 강도에 필요한 재료는 날개 질량의 작은 부분이고 나머지는 외피·리브·전단 웹·접합부·최소 두께가 정한다. 소형 UAS의 구조는 강도보다 강성(1.29의 공탄성), 좌굴, 취급 손상, 제작 최소 두께가 지배한다.

1.27.5 재료와 비강성·비강도

재료를 고르는 지표는 밀도 $\rho$로 나눈 값이다. 같은 질량으로 얼마나 뻣뻣하고($E/\rho$) 얼마나 센가($\sigma/\rho$)를 본다. 대표값은 다음과 같다. 금속은 항복, 복합재는 설계를 지배하는 압축, 프린트 폴리머는 면내 인장 강도다.

표의 금속값은 ASM·MMPDS 계열 핸드북의 대표값이고, 복합재는 탄소·에폭시 프리프레그의 제조사 자료 범위에서 보수적으로 고른 값이다(섬유 체적비 0.5~0.6, 일부는 확인 필요). 프린트 폴리머는 적층 방향(Z) 강도가 이보다 낮다 (경험 범위, 장비·공정 의존).

그림에서 세 가지가 읽힌다. 첫째, 금속은 비강성이 모두 26 MN·m/kg 안팎이다. 알루미늄·티타늄·강이 서로 다른 것은 비강도이고 강성이 아니다. 둘째, 탄소 UD는 섬유 방향에서 비강성이 금속의 3.2배, 비강도가 4~8배다. 그러나 준등방으로 쌓으면 비강성 이득이 1.25배로 줄어든다(1.27.6). 셋째, 프린트 폴리머는 비강성이 금속의 15분의 1이라 하중을 받는 주 구조에 사용하기 어렵고, 외피·페어링·시제품·지그에 맞는다(1.28). 아라미드는 인장이 강해도 압축이 약해 보호 외피와 로프에 사용한다.

비강성만으로는 부족하다. 부재의 모양에 따라 같은 성능을 내는 최소 질량을 정하는 재료 지표가 다르다(Ashby의 재료 선택법). 판의 굽힘 강성을 두께로 맞추면 질량은 $\rho/E^{1/3}$에, 모양이 닮은 보의 굽힘 강성을 단면 크기로 맞추면 $\rho/E^{1/2}$에, 같은 강도를 내는 보는 $\rho/\sigma^{2/3}$에 비례한다(속이 찬 단면 가정). 알루미늄 6061-T6을 1로 놓은 상대 질량은 다음과 같다.

강한 합금(7075)으로 바꿔도 강성은 가벼워지지 않는다. 판 강성에서 준등방 탄소는 알루미늄보다 36 % 가볍고, 유리 직조는 같은 질량이다. 프린트 폴리머 PA12는 판이면 29 % 무겁지만 보이면 2.4배 무겁다. 두꺼운 셸과 외피에는 사용할 만하고 가늘고 긴 부재에는 맞지 않는다는 뜻이다.

1.27.6 복합재의 특성 — 이방성과 손상

복합재의 핵심은 방향마다 강성이 다르다는 점이다. 탄소 UD 1플라이(E1 130 GPa, E2 9 GPa, G12 5 GPa, $\nu_{12}=0.3$ 가정)을 섬유에서 $\theta$만큼 돌려 보면 강성이 급격히 떨어진다.

섬유에서 15°만 어긋나도 강성이 60 % 줄어든다. 그래서 플라이를 여러 방향으로 적층하는다. 고전 적층 이론(CLT)으로 계산하면 [0/90]s는 $E_x=69.8$ GPa, 준등방 [0/45/−45/90]s는 50.4 GPa(전단 19.3 GPa), [±45]s는 17.6 GPa(전단 33.6 GPa)이다. 방향을 늘릴수록 모든 방향에 고른 대신 섬유 방향의 이득이 줄어든다. 설계는 하중 방향에 섬유를 맞추는 일이다. 스파 캡은 0°로, 외피의 비틀림은 ±45°로 쌓는다.

복합재의 약점은 손상의 숨김이다. 금속은 충격에 찌그러져 눈에 보이지만, 복합재는 표면에는 흔적이 거의 없는데 안쪽에서 층이 박리될 수 있다(층간 박리, 눈에 겨우 보이는 충격 손상 BVID). 박리된 층은 압축에서 좌굴해 강도를 크게 잃는다. 그래서 복합재의 허용값은 충격 후 압축 강도(CAI)가 정하는 경우가 많고, 설계 압축 변형률이 수천 마이크로 변형률 수준으로 제한된다 (경험 범위). 충격 손상 저항과 CAI의 시험 방법은 ASTM D7136·D7137이다.

기타 복합재 쟁점은 다음과 같다. 환경은 수분 흡수와 고온이 매트릭스 지배 특성(압축·층간 전단)을 낮춘다. 접합은 접착과 볼트가 서로 다른 파손을 만들고, 볼트 구멍 주변의 지압이 설계를 지배한다. 번개와 정전기는 탄소가 전도체이지만 접속이 나빠 열 손상이 생긴다(8.10). 인증 기체의 복합재 입증은 FAA AC 20-107B와 CMH-17이 틀을 준다. 소형 UAS는 이 체계를 그대로 사용하지 않고 시험으로 확인한다(1.27.9).

샌드위치 구조는 면재(face sheet)를 코어로 떼어 놓아 굽힘 강성을 키운다. 굽힘에서 응력은 단면 바깥쪽에서 가장 크므로 안쪽 재료는 일을 거의 하지 않는다. 안쪽을 가벼운 코어로 바꾸면 질량을 거의 안 늘리고 면재의 팔 길이를 키운다. 같은 준등방 탄소(E=50 GPa)로 비교한다.

대가는 새로 생기는 파손 형태 네 가지다. 면재 주름은 압축 쪽 면재가 코어 위에서 물결치며 꺼진다. 한 근사식 $\sigma_{wr}\approx k\,(E_fE_cG_c)^{1/3}$(Hoff–Mautner 계열, 계수 $k$는 확인 필요)에 면재 50 GPa, 코어 $E_c=70$ MPa, $G_c=19$ MPa를 넣으면 $k=0.5$에서 203 MPa, 이론 상한에 가까운 $k=0.91$에서 369 MPa다. 어느 쪽이든 면재 재료의 압축 강도 500 MPa보다 낮아, 재료가 부서지기 전에 면재가 주름진다. 코어 전단은 낮은 $G_c$가 처짐을 키우고 코어를 자른다. 국부 압입은 집중 하중이 얇은 면재를 코어에 눌러 박는다. 접착 박리는 면재와 코어의 면이 떨어진다. 샌드위치는 가볍게 뻣뻣하지만 이 네 파손을 설계와 검사로 막아야 한다.

1.27.7 내추락성과 에너지 흡수

추락·경착륙에서 구조의 일은 운동에너지를 압궤 거리(crush stroke)로 나눠 감속도를 낮추는 것이다. 강하 속도 $v$로 닿아 거리 $s$에서 멈추면 평균 감속도는 다음과 같다.

$$a=\frac{v^{2}}{2s},\qquad n=1+\frac{a}{g}$$

감속도는 속도의 제곱에 비례하고 압궤 거리에 반비례한다. 4 kg 기체가 낙하산으로 3 m/s(18 J)에 닿으면 폼이 20 mm 뭉개지는 동안 23 g, 10 mm면 46 g다.

표는 일정한 힘으로 압궤된다는 이상화다. 읽을 것은 두 가지다. 감속도를 허용값(탑재체·배터리·전자기기가 견디는 값)으로 정하면 필요한 압궤 거리가 나온다. 5 m/s로 닿는 기체가 25 g 이하이려면 50 mm가 필요하다. 또 거리를 못 얻으면 속도를 낮추는 수밖에 없다(낙하산 크기, 1.30). 에너지 흡수는 발포 코어(EPP·EPS·PMI 폼), 접히는 랜딩기어, 일부러 부서지게 만든 동체와 날개(파단 설계)로 한다. 부서진 뒤에는 정비하고 다시 사용할 수 있어야 한다. 배터리는 충격에 손상되지 않는 위치와 고정이 필요하다(1.21·15.5). 승객이 타는 AAM의 객실 내추락성은 15.7가 다룬다. 사람 위 비행에서 충돌 에너지를 에너지 임계로 평가하는 법은 1.30에 있다.

1.27.8 조류 충돌과 공중 충돌

유인 항공기의 규정은 조류 질량과 속도를 정해 구조가 견디게 한다. 확인한 값은 다음과 같다. 기종마다 $V_C$가 다르므로 아래 에너지는 예시 속도(250 kt = 128.6 m/s, 회전익은 150 kt)로 계산한 것이다.

소형 UAS가 항공기와 부딪칠 때는 에너지뿐 아니라 무엇이 부딪치는가가 문제다. 같은 예시 속도(항공기의 상대속도)로 계산하면 다음과 같다.

에너지만 보면 1 kg대 UAS는 규정된 조류와 같은 규모이고, 25 kg급은 8 lb 조류의 몇 배다. 그러나 에너지가 같아도 피해는 같지 않다. 조류는 유체처럼 퍼지며 충격을 넓은 면적에 분산한다. UAS는 배터리·모터·짐벌 같은 단단하고 밀도 높은 부품이 좁은 면적에 집중한다. 공개된 연구가 이를 보여 준다.

• 미국 FAA의 ASSURE 연구(2017, sUAS Air-to-Air Collision Severity Evaluation): 시뮬레이션과 시험에서 소형 UAS가 같은 질량의 조류보다 항공기 구조에 큰 피해를 줬고, 피해를 정하는 것은 강성·속도·질량이었으며, 저속 충돌에서 배터리가 항공기 안에 남아 화재 위험이 있다고 했다(FAA 보도 요약, 원문 세부는 확인 필요).
• 영국 교통부·군 항공당국·조종사협회 연구(2017, QinetiQ·Natural Impacts 시험): 조류 충돌 인증이 없는 헬리콥터·일반 항공기 앞유리는 UAS 충돌에 저항이 매우 낮았고, 꼬리 로터는 특히 취약했으며, 운송기 앞유리도 4 kg급 드론의 부품이 높지만 현실적인 속도로 부딪치면 치명 손상이 났다. 헬리콥터 앞유리에서는 외부에 드러난 금속 모터가 플라스틱 덮개를 씌운 모터보다 낮은 속도에서도 치명 손상을 냈다.
• EASA 연구 사업 EASA.2020.C04(Vulnerability of manned aircraft to drone strikes): 2020년 6월 시작, QinetiQ 주도. 개방 범주 드론의 설계 요건과 시험 표준 도출이 목표다(결과 확인 필요).

실제 사건도 있다. 2017년 10월 12일 캐나다 퀘벡시 공항 접근 중인 Skyjet의 Beechcraft King Air A100이 소형 드론과 충돌했다. 승객 6명을 태웠고 부상은 없었으며 왼쪽 날개 윗면에 긁힘과 도장 이전, 제빙 부츠에 긁힌 자국만 났다(캐나다 운송안전위원회 조사 A17Q0162). 이 사건은 구조가 견딘 사례다. 같은 충돌이 헬리콥터 꼬리 로터에서 일어나면 결과가 다를 수 있다는 것이 위 영국 연구의 모델링 결과다.

UAS 쪽의 설계 결론은 규정이 아직 없는 만큼 방어적이다. 항공기와의 충돌 위험을 줄이는 우선 수단은 탐지·회피와 공역 분리이고(2.13·2.14), 질량을 줄이고 단단한 부품을 덮개로 감싸 부서지기 쉽게 설계하는 것이 보조 수단이다. 조류가 UAS를 때리는 쪽은 소형 날개 앞전과 프로펠러가 문제이고 설계 입력이 되지만 규정은 소형 UAS에 요구하지 않는 경우가 많다 (확인 필요). AAM의 조류 충돌 요건은 SC-VTOL 안에 있는 것으로 알려져 있으나 조항과 조건은 확인하지 못했다 (17.14).

1.27.9 구조 시험과 건전성 모니터링

구조는 조각에서 전체로 쌓는 시험으로 확인한다(빌딩 블록 접근). 위로 갈수록 비용이 크지만 아래의 불확실성을 해소한다.

날개는 휘플트리(힘을 여러 점에 나눠 분포 하중을 흉내 내는 하중 전달 장치)나 모래주머니로 제한 하중의 100 %를 걸어 영구 변형이 없는지, 극한 하중(150 %)에서 파괴되지 않는지를 본다. 피로는 반복 횟수와 산포 계수가 필요하고, 복합재는 하중을 키워 시험 시간을 줄이는 방식을 사용하기도 한다 (방법은 확인 필요). 낙하와 충격은 군 환경 규격의 충격 절차(MIL-STD-810H 방법 516.8)나 자체 낙하 시험을 사용한다(8.9).

검사와 건전성 모니터링은 복합재의 숨은 손상을 찾는 일이다. 두드려 소리를 듣는 탭 검사, 초음파, 열화상이 비파괴 검사 수단이고, 센서를 구조에 넣어 상시 감시하는 구조 건전성 모니터링(SHM)에는 광섬유 격자(FBG)·음향 방출·진동 특성 변화가 있다. 상태 기반 정비로 이어지는 틀은 2.12가 다룬다. 군용에서 일반적인 손상 허용은 손상이 있는 채로 임무를 마치거나 귀환할 수 있는지, 야전에서 수리할 수 있는지를 뜻한다. 피격 내성은 이 책이 다루지 않는다.

1.27.10 설계 트레이드오프 — 재료와 구조 방식

기체 구조를 무엇으로 짓는가는 질량·비용·반복 속도·검증 부담의 교환이다. 세 방식이 있다.

① 복합재 정밀 구조(탄소 외피·샌드위치·UD 스파). 가장 가볍고 뻣뻣하다. 대가는 공정 비용과 숙련(1.28), 손상이 안 보인다는 점, 허용값을 시험으로 쌓아야 한다는 점이다. 장기체공 고정익(1.9)과 AAM 형식증명 기체의 기본이다.

② 금속과 복합재의 혼합(알루미늄 가공 프레임·접합부, 복합재 판). 금속 부분은 손상이 눈에 보이고 가공 공차를 쉽게 맞추며 접합부·마운트에 맞다. 대가는 무게와 이종 재료 접촉부식(갈바닉)이다. 다수의 중형 UAS와 멀티콥터 프레임이 이 방식이다.

③ 발포·프린트·사출 구조(EPP·EPO 폼, 3D 프린트, 사출 성형). 싸고 빠르며 충격에 강하고 수리하기 쉽다. 대가는 비강성과 비강도가 낮아 주 구조 하중에는 한계가 있고, 프린트 부품은 이방성과 재현성이 문제다(1.28). 소형 취미·측량 기체와 소모성 드론에 맞는다.

견해: 재료를 고르는 데 비강도보다 손상 허용과 정비성을 먼저 묻는 편이 낫다고 본다. 근거는 1.27.4의 계산이다. 소형 UAS에서는 강도로 정해지는 구조가 아주 작아서 재료의 비강도 이득이 질량에 미치는 효과가 작고, 최소 두께·취급·수리가 질량과 수명을 정한다. 반대로 AAM이나 장기체공기에서는 비강성이 공탄성과 직결되어(1.29) 복합재 정밀 구조가 필요하다. 군용 소모성에는 ③이 합리적이다. 이 판단은 이 장의 가정 기체에 기대며, 대형 기체에서는 달라진다.

1.27.11 세 축 비교

1.27.12 관련 규격·프로토콜

1.27.13 관련 규제·인증 요구와의 연결

1.27.14 함정과 한계

이 장의 한계다.

• V-n은 한 기체의 가정 값이다. 규정이 UAS에 정한 돌풍 속도와 제한 하중배수는 확인하지 못했다(CS-LUAS·STANAG 4703의 조항은 확인 필요).
• 재료 값은 대표 범위다. 설계 허용값은 시험으로 얻는다.
• 스파 계산은 균일 단면·타원 분포·강도와 처짐만 본 단순 모형이다. 좌굴·비틀림·접합부는 넣지 않았다.
• 충돌 연구의 세부 수치는 원문을 직접 읽지 못해 보도·요약 수준으로만 인용했다.
• 에너지 흡수 표는 일정한 힘으로 압궤된다는 이상화다. 실제 폼과 구조의 힘–변위 곡선은 시험으로 얻는다.

1.27.15 체크포인트·연구 질문

체크포인트

1. V-n 선도의 네 선(실속선·기동 한계·돌풍선·$V_D$)이 무엇이며, $V_A$가 왜 중요한지 설명하라.
2. 날개 하중이 작은 UAS에서 돌풍이 구조 하중보다 실속으로 나타나는 이유를 $\Delta n$과 실속 상한의 비교로 보여라.
3. 제한 하중, 극한 하중, 안전계수 1.5의 관계를 작성하고, 복합재에서 허용값을 추가로 깎는 이유를 말하라.
4. 비강성과 비강도의 차이를 말하고, 준등방 탄소 적층의 비강성이 UD보다 작은 이유를 설명하라.
5. 샌드위치 구조의 굽힘 강성이 단판보다 커지는 이유와, 새로 생기는 파손 형태 두 가지를 말하라.
6. 강하 속도 5 m/s로 닿는 기체의 감속도를 25 g 이하로 하려면 얼마의 압궤 거리가 필요한가?

연구 질문 — 이 장에서 파생되는 열린 주제(25.7에 모은다)

1. 소형 UAS의 구조 설계 하중 — 날개 하중이 작은 기체에서 설계 돌풍과 제한 하중배수는 어떻게 정해야 하는가? 실속 상한을 설계 하중으로 사용하는 접근을 인증 기준에 어떻게 담을 수 있는가?
2. UAS 충돌 시험의 표준화 — 조류 시험체와 달리 UAS는 구성이 제각각이다. 대표 충돌체와 시험 속도를 어떻게 정의할 수 있는가? 소형 UAS 설계에서 부서지기 쉬운 구조는 얼마나 효과적인가?
3. 프린트 구조의 인증 경로 — 주 구조 하중을 받는 적층 제조 부품의 허용값과 공정 승인(1.28)을 UAS와 AAM에서 어떻게 달리 다룰 수 있는가?
4. 복합재 손상의 현장 검출 — 소형 기체 운영자가 사용할 수 있는 저비용 비파괴 검사와 구조 건전성 모니터링(2.12)은 무엇이며 검출 확률은 얼마인가?

1차 출처(이 장)

• Niu, M. C. Y., Airframe Structural Design, Conmilit Press, 1988.
• Bruhn, E. F., Analysis and Design of Flight Vehicle Structures, Jacobs Publishing, 1973.
• Megson, T. H. G., Aircraft Structures for Engineering Students, Butterworth-Heinemann.
• Jones, R. M., Mechanics of Composite Materials, 2nd ed., Taylor & Francis, 1999.
• Zenkert, D., An Introduction to Sandwich Construction, EMAS, 1995.
• Raymer, D. P., Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA.
• 14 CFR 23.2230·25.631·25.775·29.631(eCFR), EASA CS-23, FAA AC 20-107B, CMH-17, MMPDS, ASTM D7136·D7137.
• 영국 교통부·군 항공당국·조종사협회, Small remotely piloted aircraft systems (drones) mid-air collision study, 2017.
• FAA·ASSURE, The sUAS Air-to-Air Collision Severity Evaluation Final Report, 2017 (원문 세부 확인 필요).
• 캐나다 운송안전위원회(TSB), 항공 조사 A17Q0162.

출처를 찾고 판을 추적하는 방법은 0.9에서 다룬다.

다음 장: 1.28에서 이 구조를 실제로 만드는 방법을 본다. 복합재 공정과 적층 제조, 사출 성형의 비용과 품질, 생산량이 늘 때 단가가 내려가는 학습 곡선, 품질 관리와 공급망 병목을 다룬다.